EP3505439B1 - Assembly for aircraft comprising a mounting strut primary structure attached to a wing box by compact fasteners in the leading edge area - Google Patents

Description

Translated fromFrench

DOMAINE TECHNIQUETECHNICAL AREA

La présente invention se rapporte au domaine des aéronefs, et en particulier aux ensembles comprenant une aile d'aéronef ainsi qu'un mât d'accrochage de moteur fixé sous cette aile. L'invention concerne de préférence de tels ensembles destinés à supporter des moteurs de grands diamètres, à double flux. Des exemples de ce type d'ensemble sont par exemple divulgués dans les documentsFR 2 887 522 etWO 2007/012667.The present invention relates to the field of aircraft, and in particular to assemblies comprising an aircraft wing as well as an engine attachment pylon fixed under this wing. The invention preferably relates to such assemblies intended to support motors of large diameters, with double flow. Examples of this type of set are for example disclosed in thedocuments FR 2 887 522 and WO 2007/012667 .

L'invention s'applique en particulier aux avions commerciaux.The invention applies in particular to commercial aircraft.

ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURESTATE OF THE PRIOR ART

Sur les aéronefs existants, les moteurs tels que les turboréacteurs sont suspendus en dessous de la voilure par des dispositifs d'accrochage complexes, également appelés « EMS » (de l'anglais « Engine Mounting Structure »), ou encore mât d'accrochage. Les mâts d'accrochage habituellement employés présentent une structure primaire, également dite structure rigide, souvent réalisée sous forme d'un caisson, c'est-à-dire réalisée par l'assemblage de longerons inférieur et supérieur raccordés entre eux par une pluralité de nervures transversales de renfort situées à l'intérieur du caisson et à ses extrémités. Les longerons sont agencés en faces inférieure et supérieure, tandis que des panneaux latéraux ferment le caisson en faces latérales. De plus, le mât d'accrochage est agencé en partie supérieure du moteur, entre ce dernier et le caisson de l'aile. Cette position horaire est dite « à 12h ».On existing aircraft, engines such as turbojets are suspended below the airfoil by complex attachment devices, also called "EMS" (or "Engine Mounting Structure"), or even attachment mast. The suspension poles usually used have a primary structure, also known as a rigid structure, often produced in the form of a box, that is to say produced by the assembly of lower and upper beams connected together by a plurality of transverse reinforcement ribs located inside the box and at its ends. The side members are arranged on the lower and upper sides, while side panels close the box on the side faces. In addition, the suspension pylon is arranged in the upper part of the engine, between the latter and the wing box. This time position is called "at 12 noon".

De façon connue, la structure primaire de ces mâts est conçue pour permettre la transmission à la voilure des efforts statiques et dynamiques engendrés par les moteurs, tels que le poids, la poussée, ou encore les différents efforts dynamiques, notamment ceux liés aux cas de défaillances tels que la perte de pâles (FBO, de l'anglais «Fan Blade Out »), effacement du train avant, atterrissage dynamique, etc.In a known manner, the primary structure of these masts is designed to allow the transmission to the wing of the static and dynamic forces generated by the engines, such as the weight, the thrust, or even the various dynamic forces, especially those related to failure cases such as loss of blades (FBO, from the English "Fan Blade Out "), erasing the nose gear, dynamic landing, etc.

Dans les mâts d'accrochage connus de l'art antérieur tel que dans le documentFR 2 887 522, la transmission des efforts entre sa structure primaire et le caisson de voilure est classiquement assurée par un jeu d'attaches comprenant une attache avant, une attache arrière, ainsi qu'une attache intermédiaire, cette dernière étant notamment destinée à reprendre les efforts de poussée générés par le moteur. Ces attaches sont classiquement interposées verticalement entre le caisson de voilure et la structure primaire du mât d'accrochage.In the attachment masts known from the prior art as in thedocument FR 2 887 522 , the transmission of forces between its primary structure and the wing box is conventionally ensured by a set of fasteners comprising a front fastener, a rear fastener, as well as an intermediate fastener, the latter being in particular intended to take up the thrust forces generated by the engine. These fasteners are conventionally interposed vertically between the wing box and the primary structure of the suspension pylon.

Sur les moteurs récents, le diamètre est de plus en plus élevé. Pour les moteurs à double flux tels que les turboréacteurs, l'important taux de dilution recherché conduit à obtenir un encombrement particulièrement élevé, puisqu'une augmentation du taux de dilution engendre inéluctablement une hausse du diamètre du moteur, et plus particulièrement une hausse du diamètre de son carter de soufflante.On recent engines, the diameter is increasing. For double-flow engines such as turbojets, the large dilution ratio sought leads to obtaining a particularly large bulk, since an increase in the dilution rate inevitably generates an increase in the diameter of the engine, and more particularly an increase in diameter from its fan casing.

Par conséquent, avec une garde au sol qui est déterminée de manière à rester acceptable du point de vue sécuritaire, l'espace restant entre l'aile et le moteur s'avère de plus en plus restreint. De ce fait, il devient difficile d'implanter le mât d'accrochage ainsi que les différentes attaches voilure dans cet espace vertical restant, usuellement dédié à cette implantation. Cette difficulté est d'autant plus élevée que les efforts qui transitent sont également d'intensités élevées, et requièrent des dimensionnements appropriés pour le caisson de voilure, la structure primaire et les attaches reliant ces deux éléments. En effet, ces derniers doivent présenter des dimensions suffisantes pour apporter une résistance mécanique capable de supporter le passage des efforts du moteur vers l'aile, avec une faible déformée sous contrainte dans le but de ne pas dégrader les performances aérodynamiques du système propulsif.Consequently, with a ground clearance which is determined so as to remain acceptable from a safety point of view, the space remaining between the wing and the engine is more and more limited. As a result, it becomes difficult to install the attachment mast as well as the different wing attachments in this remaining vertical space, usually dedicated to this installation. This difficulty is all the greater as the forces which pass through are also of high intensities, and require appropriate sizing for the wing box, the primary structure and the fasteners connecting these two elements. Indeed, the latter must have sufficient dimensions to provide mechanical strength capable of supporting the passage of forces from the engine to the wing, with a slight deformation under stress in order to not degrade the aerodynamic performance of the propulsion system.

Dans l'art antérieur, de multiples solutions ont été proposées pour rapprocher le moteur au plus près de l'élément de voilure auquel il est suspendu, et ce dans le but de conserver la garde au sol requise malgré l'augmentation des dimensions du moteur. Notamment, il est possible d'implanter au moins en partie certaines attaches dans une zone de bord d'attaque de l'aile. Cependant, les efforts importants à supporter par ces attaches conduisent à dimensionner celles-ci de manière conséquente, notamment selon la direction longitudinale, laissant ainsi une place restreinte aux systèmes et équipements habituellement logés dans la zone de bord d'attaque.In the prior art, multiple solutions have been proposed to bring the engine as close as possible to the wing element to which it is suspended, and this in order to maintain the required ground clearance despite the increase in the dimensions of the engine. . In particular, it is possible to implant at least partially certain fasteners in a leading edge area of the wing. However, the significant efforts to bear by these fasteners lead to dimension them in a consistent manner, in particular in the longitudinal direction, thus leaving a limited space for the systems and equipment usually housed in the leading edge area.

Il existe par conséquent un besoin d'optimisation des conceptions existantes, dans le but de réduire l'encombrement des attaches reliant le caisson de voilure au caisson de mât.There is therefore a need to optimize existing designs, in order to reduce the size of the fasteners connecting the wing box to the mast box.

EXPOSÉ DE L'INVENTIONSTATEMENT OF THE INVENTION

Pour répondre à ce besoin, l'invention a pour objet un ensemble pour aéronef comprenant :

• une aile d'aéronef comprenant un caisson de voilure formé en partie à l'aide d'un longeron avant de voilure, d'une peau supérieure d'extrados et d'une peau inférieure d'intrados ;
• un mât d'accrochage de moteur agencé sous l'aile, le mât comprenant une structure primaire en forme de caisson de mât présentant un longeron supérieur s'étendant au moins en partie sous le caisson de voilure, et
• des moyens de fixation de la structure primaire du mât d'accrochage sur le caisson de voilure.

To meet this need, the invention relates to an aircraft assembly comprising:

• an aircraft wing comprising a wing box formed in part using a front wing spar, an upper upper surface skin and a lower lower surface skin;
• an engine attachment mast arranged under the wing, the mast comprising a primary structure in the form of a mast box having an upper spar extending at least in part under the wing box, and
• means for fixing the primary structure of the suspension pylon to the wing box.

Selon l'invention, lesdits moyens de fixation comprennent deux attaches avant latérales, chacune de ces attaches comportant :

• une première portion de raccord fixée sur le longeron avant de voilure à l'aide de premiers éléments de fixation ;
• une seconde portion de raccord solidaire de la structure primaire du mât d'accrochage ;
• au moins un organe de fixation articulé sur chacune des première et seconde portions de raccord selon des axes d'articulation sensiblement orthogonaux à un plan du longeron avant de voilure.

According to the invention, said fixing means comprise two lateral front attachments, each of these attachments comprising:

• a first connector portion fixed to the front wing spar using first fastening elements;
• a second connection portion integral with the primary structure of the attachment pylon;
• at least one fixing member articulated on each of the first and second connecting portions along axes of articulation substantially orthogonal to a plane of the front spar of the wing.

En outre, les premières portions de raccord des deux attaches avant latérales sont réalisées d'un seul tenant au sein d'une ferrure unique de voilure s'étendant sur sensiblement toute la hauteur du longeron avant de voilure, la ferrure unique de voilure comportant également une portion supérieure de ferrure ainsi qu'une portion inférieure de ferrure reliant chacune les deux premières portions de raccord, ladite portion supérieure de ferrure étant fixée par des seconds éléments de fixation au longeron avant de voilure ainsi qu'à la peau supérieure d'extrados, et la portion inférieure de ferrure étant fixée par des troisièmes éléments de fixation au longeron avant de voilure ainsi qu'à la peau inférieure d'intrados.In addition, the first connecting portions of the two lateral front attachments are made in one piece within a single wing fitting extending over substantially the entire height of the front wing spar, the fitting single wing also comprising an upper portion of fitting as well as a lower portion of fitting each connecting the first two connector portions, said upper fitting portion being fixed by second fastening elements to the front spar of the wing as well as to the upper upper surface skin, and the lower fitting portion being fixed by third elements for fixing to the front wing spar as well as to the lower lower surface skin.

Grâce à l'agencement proposé, la ferrure unique de voilure peut présenter un encombrement réduit dans la direction longitudinale, tout en conférant une forte capacité de transfert d'efforts, en particulier pour la reprise du moment de torsion selon cette même direction. En effet, cela s'explique par le fait que les efforts transitant par les deux attaches avant latérales peuvent se rejoindre au sein de la ferrure unique de voilure, et circuler le long d'une ligne fictive fermée longeant les deux premières portions de raccord ainsi que les portions inférieure et supérieure de ferrure. De plus, comme la ferrure unique de voilure s'étend sur sensiblement toute la hauteur du longeron avant de voilure, les éléments de fixation de cette ferrure peuvent être répartis sur une large surface du longeron avant ainsi que dans les peaux d'intrados et d'extrados. De ce fait, les chargements au niveau de chaque élément de fixation sont réduits, ce qui contribue également à diminuer l'encombrement de la ferrure unique de voilure selon la direction longitudinale.Thanks to the proposed arrangement, the single wing fitting can have a reduced bulk in the longitudinal direction, while imparting a high capacity for transferring forces, in particular for resuming the torsional moment in this same direction. Indeed, this is explained by the fact that the forces passing through the two lateral front attachments can meet within the single wing fitting, and circulate along a closed fictitious line skirting the first two connector portions as well than the lower and upper fittings. In addition, as the single wing fitting extends over substantially the entire height of the front wing spar, the fastening elements of this fitting can be distributed over a large area of the front spar as well as in the underside skins and d extrados. Therefore, the loadings at each fastening element are reduced, which also contributes to reducing the size of the single wing fitting in the longitudinal direction.

En outre, le fait de limiter l'épaisseur de la ferrure unique de voilure selon cette direction longitudinale permet de réduire le déport d'introduction d'efforts dans le longeron avant du caisson de voilure. Cela contribue à pouvoir réduire encore davantage l'épaisseur de cette ferrure, puisque celle-ci ne nécessite plus de dimensionnement spécifique pour résister aux effets dits de porte-à-faux, susceptibles d'introduire un moment de flexion dans la ferrure et dans le longeron avant de voilure.In addition, the fact of limiting the thickness of the single wing fitting in this longitudinal direction makes it possible to reduce the offset for the introduction of forces into the front spar of the wing box. This contributes to being able to further reduce the thickness of this fitting, since the latter no longer requires specific sizing to resist the so-called overhang effects, liable to introduce a bending moment in the fitting and in the front wing spar.

L'ensemble de ces sources de réduction d'encombrement permet avantageusement de ménager un volume conséquent à l'avant des attaches avant latérales, pour l'implantation de systèmes et d'équipements conventionnels dans la zone de bord d'attaque de l'aile.All of these space reduction sources advantageously make it possible to provide a substantial volume in front of the lateral front attachments, for the installation of conventional systems and equipment in the leading edge area of the wing. .

L'invention prévoit de préférence au moins l'une des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.The invention preferably provides at least one of the following optional characteristics, taken individually or in combination.

Ladite ferrure unique de voilure définit un ajour autour duquel sont agencées les deux premières portions de raccord ainsi que les portions inférieure et supérieure de ferrure.Said single wing fitting defines an aperture around which the first two connector portions as well as the lower and upper fitting portions are arranged.

Ladite ferrure unique de voilure présente une forme générale trapézoïdale, dont la grande base est agencée vers le haut.Said single blade fitting has a generally trapezoidal shape, the large base of which is arranged upwards.

Les deux secondes portions de raccord sont réalisées d'un seul tenant au sein d'une nervure transversale intérieure de renfort du caisson de mât, les deux secondes portions de raccord faisant saillie extérieurement de ce caisson de mât et pénétrant de préférence en partie dans une zone de bord d'attaque de l'aile.The two second connection portions are made in one piece within an internal transverse rib for reinforcing the mast box, the two second connection portions projecting externally from this mast box and preferably penetrating partly into a wing leading edge area.

Ledit au moins un organe de fixation est formé par au moins une manille, s'étendant de préférence sensiblement parallèlement à sa première portion de raccord associée.Said at least one fixing member is formed by at least one shackle, preferably extending substantially parallel to its first associated connection portion.

Lesdits moyens de fixation comprennent également une attache avant centrale configurée pour assurer la reprise des efforts s'exerçant selon une direction transversale de l'ensemble ainsi que selon la direction longitudinale, ladite attache avant centrale comprenant de préférence un pion de cisaillement.Said fixing means also comprise a central front attachment configured to ensure the resumption of the forces exerted in a transverse direction of the assembly as well as in the longitudinal direction, said central front attachment preferably comprising a shear pin.

Chaque première portion de raccord comporte une semelle s'étendant sensiblement parallèlement à une bordure latérale dudit au moins un organe de fixation associé, ladite semelle étant configurée de manière à bloquer en rotation ledit au moins un organe de fixation en cas de défaillance survenant sur ladite attache avant centrale.Each first connection portion comprises a sole extending substantially parallel to a lateral edge of said at least one associated fixing member, said sole being configured so as to block in rotation said at least one fixing member in the event of a failure occurring on said central front attachment.

L'ensemble comprend au moins un système et/ou équipement agencé dans une zone bord d'attaque de l'aile, à l'avant des attaches avant latérales.The assembly includes at least one system and / or equipment arranged in a leading edge area of the wing, in front of the front side attachments.

Chacune des attaches avant latérales est conçue de façon à permettre la reprise des efforts s'exerçant selon une direction verticale de l'ensemble.Each of the front side attachments is designed to allow the recovery of the forces exerted in a vertical direction of the assembly.

Lesdits moyens de fixation comprennent également une attache arrière fixée sur une nervure de fermeture arrière du caisson de mât, et l'attache arrière est de préférence conçue de façon à permettre la reprise des efforts s'exerçant selon une direction verticale de l'ensemble ainsi que selon une direction transversale de l'ensemble.Said fixing means also comprise a rear fastening fixed on a rear closing rib of the mast box, and the rear fastening is preferably designed so as to allow the recovery of the forces exerted in a vertical direction of the assembly thus only in a transverse direction of the whole.

Lesdits moyens de fixation forment un système isostatique de reprise d'efforts.Said fixing means form an isostatic system for recovering forces.

Enfin, l'invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins un tel ensemble.Finally, the invention also relates to an aircraft comprising at least one such assembly.

D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.Other advantages and characteristics of the invention will appear in the detailed non-limiting description below.

BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINSBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ;

• lafigure 1 représente une vue de côté d'un aéronef comprenant un ensemble selon l'invention ;
• lafigure 2 est une vue de côté agrandie, montrant l'ensemble de lafigure 1 portant un moteur ;
• lafigure 3 est une vue en perspective d'une partie de l'ensemble montré sur lafigure 2 ;
• lafigure 4 est une vue en coupe de l'ensemble montré sur lafigure 3, selon la ligne de coupe IV-IV ; et
• lafigure 5 est une vue de l'ensemble montré sur les figures précédentes, selon une direction orthogonale à la ferrure unique de voilure.

This description will be made with reference to the accompanying drawings, among which;

• the figure 1 shows a side view of an aircraft comprising an assembly according to the invention;
• the figure 2 is an enlarged side view showing the whole of the figure 1 carrying a motor;
• the figure 3 is a perspective view of part of the assembly shown on the figure 2 ;
• the figure 4 is a sectional view of the assembly shown on the figure 3 , along the section line IV-IV; and
• the figure 5 is a view of the assembly shown in the preceding figures, in a direction orthogonal to the single wing fitting.

EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉSDETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS

En référence à lafigure 1, il est représenté un aéronef 100 comprenant un fuselage 3 sur lequel sont fixés deux ailes 2 (une seule visible sur lafigure 1), chaque aile faisant partie intégrante d'un ensemble 1 selon l'invention. L'ensemble 1 supporte un moteur 10 à double flux et à double corps, tel qu'un turboréacteur à très haut taux de dilution, dit UHBR (de l'anglais « Ultra High Bypass Ratio »). L'ensemble 1 comprend non seulement l'aile 2, mais également un mât 4 d'accrochage du moteur 10 interposé entre l'aile 2 et ce moteur.With reference to the figure 1 , there is shown anaircraft 100 comprising afuselage 3 on which are fixed two wings 2 (only one visible on the figure 1 ), each wing forming an integral part of aset 1 according to the invention. Theassembly 1 supports a double-flow, double-body motor 10, such as a very high dilution turbojet engine, called UHBR (from the English “Ultra High Bypass Ratio”). Theassembly 1 includes not only thewing 2, but also amast 4 for attaching themotor 10 interposed between thewing 2 and this motor.

Dans toute la description qui va suivre, par convention, la direction X correspond à la direction longitudinale de l'ensemble 1 qui est également assimilable à la direction longitudinale du moteur 10, cette direction X étant parallèle à un axe longitudinal de ce moteur. D'autre part, la direction Y correspond à la direction orientée transversalement par rapport à l'ensemble 1, également assimilable à la direction transversale du moteur. Enfin, la direction Z correspond à la direction verticale ou de la hauteur, ces trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre elles. Par conséquent, le moteur 10 est suspendu sous l'ensemble 1, dans la direction Z.Throughout the description which follows, by convention, the direction X corresponds to the longitudinal direction of theassembly 1 which is also comparable to the longitudinal direction of theengine 10, this direction X being parallel to a longitudinal axis of this engine. On the other hand, the direction Y corresponds to the direction oriented transversely relative to theassembly 1, also comparable to the transverse direction of the engine. Finally, the direction Z corresponds to the vertical or height direction, these three directions X, Y and Z being orthogonal to each other. Consequently, themotor 10 is suspended under theassembly 1, in the direction Z.

D'autre part, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par les moteurs 10, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 7.On the other hand, the terms “front” and “rear” are to be considered with respect to a direction of advance of the aircraft encountered following the thrust exerted by theengines 10, this direction being represented schematically by thearrow 7.

En référence à présent à lafigure 2, il est représenté l'ensemble 1 sous lequel est suspendu le moteur 10, d'axe longitudinal 12. L'aile 2 de cet ensemble 1 présente une conception classique en ce sens qu'elle comporte un caisson de voilure 14 s'étendant selon une direction d'envergure de l'aile. Le caisson de voilure 14 est formé par un longeron avant 16, un longeron arrière ou intermédiaire 17, une peau supérieure d'extrados 20 ainsi qu'une peau inférieure d'intrados 22. Les deux longerons 16, 17 sont de préférence sensiblement parallèles, s'étendant selon la direction d'envergure et espacés les uns des autres selon une direction de la corde de l'aile. Des nervures intérieures de renfort sensiblement longitudinales (non représentées) peuvent être logées à l'intérieur du caisson de voilure 14, en étant fixés à chacun des quatre éléments de caisson 16, 17, 20, 22, par rivets, boulons ou éléments similaires. En outre, à l'avant du caisson de voilure 14, l'aile 2 comporte un capotage 26 formant le bord d'attaque de l'aile, et définissant avec le longeron avant 16 une zone de bord d'attaque 25.Now referring to the figure 2 , theassembly 1 is shown under which themotor 10 is suspended, with a longitudinal axis 12. Thewing 2 of thisassembly 1 has a conventional design in that it comprises awing box 14 extending along a large wing direction. Thewing box 14 is formed by afront spar 16, a rear orintermediate spar 17, an upperupper surface skin 20 as well as a lowerlower surface skin 22. The twolongitudinal members 16, 17 are preferably substantially parallel, extending in the wingspan direction and spaced from each other in a direction of the wing chord. Inner ribs of substantially longitudinal reinforcement (not shown) can be housed inside thewing box 14, by being fixed to each of the fourbox elements 16, 17, 20, 22, by rivets, bolts or similar elements. In addition, at the front of thewing box 14, thewing 2 comprises acowling 26 forming the leading edge of the wing, and defining with the front spar 16 a leadingedge zone 25.

L'autre élément de l'ensemble 1, le mât d'accrochage 4, comprend une structure primaire 28 en forme de caisson. Les autres éléments constitutifs non-représentés de ce mât 4, du type structure secondaire assurant la ségrégation et le maintien des systèmes tout en supportant des carénages aérodynamiques, sont des éléments classiques similaires à ceux rencontrés dans l'art antérieur. Par conséquent, il n'en sera fait aucune description détaillée.The other element of theassembly 1, theattachment pylon 4, comprises aprimary structure 28 in the form of a box. The other unrepresented constituent elements of thismast 4, of the secondary structure type ensuring segregation and the maintenance of the systems while supporting aerodynamic fairings, are conventional elements similar to those encountered in the prior art. Therefore, no detailed description will be made of it.

La structure primaire 28, ou structure rigide, permet la transmission au caisson de voilure 14 des efforts statiques et dynamiques engendrés par le moteur 10. Le caisson formé par cette structure primaire 28 s'étend sur toute la longueur de cette structure primaire, selon la direction X. Il présente une conception classique, à savoir qu'il est délimité vers le haut par un longeron supérieur 30, vers le bas par un longeron inférieur 32, et latéralement par des panneaux latéraux 34 (un seul visible sur lafigure 2). Comme cela est visible sur lafigure 2, le longeron supérieur 30 se situe au moins en partie sous le caisson de voilure 14. A cet égard, il est noté que chacun des éléments précités 30, 32, 34 peut être réalisé d'une seule pièce, ou par l'assemblage de plusieurs pièces distinctes. De plus, une même pièce peut constituer tout ou partie de plusieurs de ces éléments 30, 32, 34.Theprimary structure 28, or rigid structure, allows the transmission to thewing box 14 of the static and dynamic forces generated by theengine 10. The box formed by thisprimary structure 28 extends over the entire length of this primary structure, according to the direction X. It has a conventional design, namely that it is delimited upwards by anupper spar 30, downwards by alower spar 32, and laterally by side panels 34 (only one visible on the figure 2 ). As can be seen on the figure 2 , theupper spar 30 is located at least partly under thewing box 14. In this regard, it is noted that each of theaforementioned elements 30, 32, 34 can be made in one piece, or by the assembly of several separate rooms. In addition, the same part can constitute all or part of several of theseelements 30, 32, 34.

Le caisson de mât 28 est équipé de nervures transversales de renfort, pour certaines agencées sensiblement dans des plans YZ et réparties selon la direction X. Il s'agit de nervures transversales intérieures 36, d'une nervure transversale de renfort 36b fermant l'arrière du caisson de mât 28, dite nervure de fermeture arrière, ainsi que d'une nervure transversale de renfort 36a fermant l'avant du caisson, dite nervure de fermeture avant. Les nervures 36, 36a, 36b relient entre eux les éléments extérieurs du caisson 30, 32, 34. Une autre nervure transversale de renfort 36c spécifique à l'invention est présente à l'intérieur du caisson de mât. Cette nervure 36c fait partie intégrante de deux attaches avant latérales 42, et elle constitue un chemin d'effort vertical afin de drainer les efforts entre ces attaches avant de voilure et l'attache moteur arrière qui sera décrite ci-après. La nervure 36c s'étend de préférence dans un plan P' sensiblement parallèle à celui du longeron avant de voilure 16, et plus particulièrement le plan défini par sa face avant.Themast box 28 is equipped with transverse reinforcement ribs, some of which are arranged substantially in planes YZ and distributed in the direction X. These are internaltransverse ribs 36, atransverse reinforcement rib 36b closing the rear of themast box 28, called the rear closing rib, as well as a transverse reinforcingrib 36a closing the front of the box, called the front closing rib. Theribs 36, 36a, 36b connect the external elements of thebox 30, 32, 34 together. Another transverse reinforcingrib 36c specific to the invention is present inside the mast box. Thisrib 36c is an integral part of two lateralfront attachments 42, and it constitutes a vertical force path in order to drain the forces between these front wing attachments and the rear engine attachment which will be described below. Therib 36c preferably extends in a plane P 'substantially parallel to that of the front spar of thewing 16, and more particularly the plane defined by its front face.

Le caisson de mât 28 présente une section transversale YZ en forme générale de carrée, de rectangle ou de parallélogramme. La section transversale est évolutive le long de la direction X, mais elle reste néanmoins de forme continue tout le long du caisson de mât 28, ce qui permet un meilleur drainage des efforts au sein de ce caisson. En d'autres termes, la section transversale ne subit pas de rupture brusque de forme le long du caisson de mât 28. De préférence, cette section transversale se rétrécit progressivement à partir d'une portion médiane du caisson, en allant vers l'avant et vers l'arrière. La nervure 36c se situe quant à elle au niveau de cette portion médiane, ou à l'arrière de celle-ci.Themast box 28 has a cross section YZ in the general shape of a square, rectangle or parallelogram. The cross section is scalable along the direction X, but it nevertheless remains of continuous shape all along themast box 28, which allows a better drainage of the forces within this box. In other words, the cross section does not undergo an abrupt break in shape along themast casing 28. Preferably, this cross section narrows gradually from a middle portion of the box, going forward and backward. Therib 36c is located at the level of this median portion, or at the rear thereof.

La fixation du moteur 10 sur le caisson de mât 28 s'effectue d'une manière conventionnelle, qui va à présent être brièvement détaillée. Il est prévu une attache moteur avant 9a, reliant la nervure de fermeture avant 36a à un carter de soufflante 11 du moteur, ou bien à une virole extérieure 11' de carter intermédiaire. Il est également prévu une attache moteur arrière 9b reliant un carter d'éjection des gaz 13 du moteur, à une partie basse du caisson de mât 28. De préférence, le corps de l'attache moteur arrière 9b est fixé sur le longeron inférieur 32 et positionné proche d'une extrémité basse de la nervure transversale intérieure de renfort 36c, pour favoriser un chemin d'efforts plus direct entre le moteur et l'aile. De plus, les deux attaches moteur 9a, 9b sont complétées par deux bielles classiques de reprise des efforts de poussée 9c, qui relient une base 15 du carter intermédiaire au corps de l'attache moteur arrière 9b.The fixing of themotor 10 to themast box 28 takes place in a conventional manner, which will now be briefly described. Afront engine attachment 9a is provided, connecting thefront closing rib 36a to afan casing 11 of the engine, or to anouter shell 11 ′ of intermediate casing. There is also provided arear engine attachment 9b connecting a gas ejection casing 13 of the engine to a lower part of themast box 28. Preferably, the body of therear engine attachment 9b is fixed to thelower spar 32 and positioned close to a lower end of the internaltransverse reinforcement rib 36c, to promote a more direct force path between the engine and the wing. In addition, the twoengine attachments 9a, 9b are completed by two conventional connecting rods for taking upthrust forces 9c, which connect abase 15 of the intermediate casing to the body of therear engine attachment 9b.

Ces attaches moteur 9a, 9b, 9c sont réalisées de manière classique, connue de l'homme du métier. Elles forment ensemble un système isostatique de reprise d'efforts, tout comme les moyens de fixation du caisson de mât 28 sur le caisson de voilure 14, qui sont spécifiques à l'invention et qui vont maintenant être décrits en référence auxfigures 2 à 5.Theseengine fasteners 9a, 9b, 9c are produced in a conventional manner, known to those skilled in the art. They together form an isostatic force recovery system, like the means for fixing themast box 28 to thewing box 14, which are specific to the invention and which will now be described with reference to figures 2 to 5 .

Ces moyens de fixation sont ici constitués par deux attaches avant latérales 42, une attache arrière 44, et une attache avant centrale 43.These fixing means here consist of two lateralfront attachments 42, arear attachment 44, and a centralfront attachment 43.

Les deux attaches avant latérales 42 sont de conception identique ou analogue, et agencées sensiblement symétriquement par rapport au plan P' précité, incliné par rapport à un plan médian XZ de l'ensemble 1, ce dernier plan étant référencé « P » sur lafigure 3. De ce fait, seule l'une des deux attaches avant latérales 42 va à présent être décrite.The two lateralfront attachments 42 are of identical or similar design, and arranged substantially symmetrically with respect to the aforementioned plane P ', inclined with respect to a median plane XZ of theassembly 1, this latter plane being referenced "P" on the figure 3 . As a result, only one of the two lateralfront attachments 42 will now be described.

L'attache avant latérale 42, conçue pour assurer la reprise des efforts selon la direction Z, comporte tout d'abord une première portion de raccord 46. Celle-ci est fixée et plaquée contre le longeron avant 16 à l'aide de premiers moyens de fixation 50a, correspondant à des moyens conventionnels du type boulons, rivets ou éléments similaires. La première portion latérale 46 s'étend sur sensiblement toute la hauteur du longeron avant 16, de manière inclinée selon la direction Z. Elle prend la forme générale d'une poutre, dont les extrémités sont également fixées par les moyens de fixation 50a respectivement sur la peau supérieure d'extrados 20, et sur la peau inférieure d'intrados 22.The lateralfront attachment 42, designed to ensure the recovery of forces in the direction Z, firstly comprises a first portion ofconnector 46. This is fixed and pressed against thefront spar 16 using first means fixing 50a, corresponding to conventional means of the bolt, rivet or element type similar. The firstlateral portion 46 extends over substantially the entire height of thefront spar 16, in an inclination in the direction Z. It takes the general form of a beam, the ends of which are also fixed by the fixing means 50a respectively on the upper skin ofupper surface 20, and on the lower skin oflower surface 22.

L'attache avant latérale 42 comporte également une seconde portion de raccord 52 faisant partie intégrante de la nervure 36c réalisée d'un seul tenant. Cette seconde portion de raccord 52 prend la forme d'une oreille, ou de plusieurs oreilles empilées et/ou espacées de manière à assurer une fonction de sécurité en cas de défaillance, cette fonction étant communément dénommée « Fail Safe ». Dans le mode de réalisation représenté, ce sont trois oreilles 52 qui sont espacées les unes des autres. Chaque oreille 52 fait saillie du caisson de mât 28 latéralement et vers le haut, de manière à ce qu'une portion d'extrémité de celle-ci soit logée dans la zone de bord d'attaque 25.The frontlateral attachment 42 also comprises a second portion ofconnector 52 forming an integral part of therib 36c produced in one piece. Thissecond connector portion 52 takes the form of an ear, or of several ears stacked and / or spaced so as to provide a safety function in the event of failure, this function being commonly called "Fail Safe". In the embodiment shown, threeears 52 are spaced from one another. Eachlug 52 projects from themast casing 28 laterally and upwards, so that an end portion of the latter is housed in the leadingedge zone 25.

Pour relier les deux portions 46, 52, l'attache avant latérale 42 comprend au moins un organe de fixation sous forme de manille 54. Ici, ce sont deux manilles qui sont prévues de manière à satisfaire la fonction « Fail Safe », ces manilles s'étendant sensiblement parallèlement à la première portion de raccord 52, le long de celle-ci. Chaque manille 54 présente une extrémité basse agencée entre deux oreilles 52, et articulée sur celles-ci à l'aide d'un axe d'articulation 56 orienté sensiblement orthogonalement au plan P' défini par la face avant du longeron 16. Elle comporte aussi une extrémité haute articulée sur une oreille de la première portion de raccord 46, à l'aide d'un axe d'articulation 58 également orienté sensiblement orthogonalement au plan P'.To connect the twoportions 46, 52, the frontlateral attachment 42 comprises at least one fixing member in the form of ashackle 54. Here, these are two shackles which are provided so as to satisfy the "Fail Safe" function, these shackles extending substantially parallel to thefirst connector portion 52, along the latter. Eachshackle 54 has a lower end arranged between twoears 52, and articulated on these using ahinge pin 56 oriented substantially orthogonally to the plane P 'defined by the front face of thespar 16. It also comprises a high end articulated on an ear of thefirst connector portion 46, using ahinge pin 58 also oriented substantially orthogonally to the plane P '.

Comme cela ressort de ce qui précède, les oreilles 52 des deux attaches avant latérales 42 sont réalisées au sein d'une seule pièce, formée par la nervure intérieure 36c. Celle-ci comporte une semelle inférieure 60 fixée sur le longeron inférieur 32 du caisson de mât, ainsi que deux semelles latérales opposées 59 fixées respectivement sur les deux panneaux latéraux opposés 34. Les oreilles 52 se situent dans le prolongement des semelles latérales opposés 59 et des manilles 54, en étant interposées entre ces mêmes éléments 59, 54 sensiblement alignés. Enfin, la nervure 36c comporte une semelle supérieure 61 fixée sur le longeron supérieur 30, à l'intérieur du caisson de mât 28. Les deux attaches latérales 42 coopèrent ainsi de manière étroite grâce à la nervure intérieure 36c qu'elles partagent, de manière à permettre une reprise performante des efforts liés au moment de torsion s'exerçant autour de la direction X.As is apparent from the above, theears 52 of the two lateralfront attachments 42 are produced in a single piece, formed by theinner rib 36c. This comprises a lower sole 60 fixed on thelower spar 32 of the mast box, as well as two oppositelateral flanges 59 fixed respectively on the two oppositelateral panels 34. Theears 52 are located in the extension of the oppositelateral flanges 59 andshackles 54, being interposed between thesesame elements 59, 54 substantially aligned. Finally, therib 36c has an upper sole 61 fixed to theupper spar 30, inside themast box 28. The twolateral fasteners 42 thus cooperate closely thanks to theinternal rib 36c which they share, so as to allow efficient recovery forces related to the torsional moment exerted around the direction X.

Alternativement, les oreilles 52 pourraient être réalisées indépendamment de la nervure 36c, et rapportées extérieurement sur le caisson de mât 28, au niveau des arêtes supérieures de ce caisson. Dans ce cas de figure, les oreilles 52 se situent également respectivement dans la continuité et l'alignement des deux semelles latérales opposées 59 de la nervure 36c, située à l'intérieur du caisson de mât 28 à la façon des autres nervures 36.Alternatively, theears 52 could be produced independently of therib 36c, and attached externally to themast box 28, at the upper edges of this box. In this case, theears 52 are also located respectively in the continuity and alignment of the two oppositelateral flanges 59 of therib 36c, located inside themast box 28 in the manner of theother ribs 36.

Une coopération analogue est avantageusement prévue en partie supérieure de ces attaches 42, puisque l'une des particularités de l'invention réside dans le fait que les deux premières portions de raccord 46 sont réalisées d'un seul tenant au sein d'une ferrure unique de voilure 62. Cette ferrure, qui s'étend sur sensiblement toute la hauteur du longeron avant 16, adopte de préférence une forme générale trapézoïdale, dont la grande base est agencée vers le haut. Cette grande base correspond à une portion supérieure de ferrure 64, qui relie les extrémités hautes des deux premières portions de raccord 46. De même, une petite base correspond à une portion inférieure de ferrure 66, qui relie les extrémités basses des deux premières portions de raccord 46. Les bases du trapèze sont sensiblement parallèles aux peaux 20, 22, tandis que les côtés du trapèze sont sensiblement parallèles et dans la continuité des manilles 54.A similar cooperation is advantageously provided in the upper part of thesefasteners 42, since one of the features of the invention resides in the fact that the first twoconnector portions 46 are produced in one piece within a single fitting.wing 62. This fitting, which extends over substantially the entire height of thefront spar 16, preferably adopts a generally trapezoidal shape, the large base of which is arranged upwards. This large base corresponds to an upper portion of fitting 64, which connects the upper ends of the first twoconnector portions 46. Similarly, a small base corresponds to a lower portion of fitting 66, which connects the lower ends of the first two portions of fitting 46. The bases of the trapezium are substantially parallel to theskins 20, 22, while the sides of the trapezium are substantially parallel and in the continuity of theshackles 54.

La portion supérieure de ferrure 64 est fixée par des seconds éléments de fixation 50b au longeron avant 16 de voilure ainsi qu'à la peau supérieure d'extrados 20, de même que la portion inférieure de ferrure 66 est fixée par des troisièmes éléments de fixation 50c au longeron avant 16, ainsi qu'à la peau inférieure d'intrados 22. Comme pour les premiers éléments de fixation 50a, les seconds et troisièmes éléments 50b, 50c sont des moyens conventionnels tels que des boulons ou des rivets, de façon à réaliser des éclissages. Les parties des peaux 20, 22, situées à l'avant du longeron 16, et traversées par les éléments de fixation 50a, 50b, 50c, correspondent à des extrémités structurales arrière du capotage de bord d'attaque 26.The upper portion of fitting 64 is fixed bysecond fastening elements 50b to thefront spar 16 of the wing as well as to the upper skin ofupper surface 20, just as the lower portion of fitting 66 is fixed bythird fastening elements 50c to thefront spar 16, as well as to the lower skin of thelower surface 22. As for thefirst fastening elements 50a, the second andthird elements 50b, 50c are conventional means such as bolts or rivets, so as to splicing. The parts of theskins 20, 22, located at the front of thebeam 16, and traversed by thefastening elements 50a, 50b, 50c, correspond to rear structural ends of theleading edge cover 26.

La ferrure unique de voilure 62 peut ainsi présenter une épaisseur réduite dans la direction X, tout en offrant une forte capacité de transfert d'efforts, en particulier pour la reprise du moment de torsion selon cette même direction X. En effet, les efforts transitant par les deux attaches avant latérales 42 peuvent se rejoindre au sein de la ferrure 62, et circuler le long d'une ligne fictive fermée 68 longeant les deux premières portions de raccord 46 ainsi que les portions inférieure et supérieure de ferrure 64, 66. Cette ligne fermée 68, de forme également sensiblement trapézoïdale et le long de laquelle se succèdent les éléments de fixation 50a, 50b, 50c, se trouve agencée autour d'un ajour 67 de la ferrure 62. Cet ajour ou ouverture 67 est défini par les portions 46, 64, 66.Thesingle wing fitting 62 can thus have a reduced thickness in the direction X, while offering a high capacity for transferring forces, in particular for the resumption of the torsional moment in this same direction X. In fact, the forces passing through by the two lateralfront attachments 42 can be joined within the fitting 62, and circulate along a fictitiousclosed line 68 along the first twoconnector portions 46 as well as the lower and upper portions of fitting 64, 66. Thisclosed line 68, also substantially trapezoidal in shape and along which thefastening elements 50a, 50b, 50c follow one another, is arranged around anaperture 67 of the fitting 62. This aperture oropening 67 is defined by theportions 46, 64, 66.

De plus, comme la ferrure unique 62 s'étend sur sensiblement toute la hauteur du longeron avant 16 selon la direction Z, les éléments de fixation 50a, 50b, 50c peuvent être répartis sur une large surface du longeron avant 16 ainsi que dans les peaux d'intrados et d'extrados 22, 20. Le chargement au niveau de chaque élément de fixation est ainsi réduit, ce qui contribue également à diminuer l'encombrement de la ferrure unique selon la direction X.In addition, as thesingle fitting 62 extends over substantially the entire height of thefront spar 16 in the direction Z, thefastening elements 50a, 50b, 50c can be distributed over a large area of thefront spar 16 as well as in the skins. lower andupper surfaces 22, 20. The loading at each fastening element is thus reduced, which also contributes to reducing the size of the single fitting in the direction X.

Par ailleurs, le fait de limiter l'épaisseur de la ferrure unique 62 permet de réduire le déport d'introduction d'efforts dans le longeron avant 16. Cela contribue à pouvoir réduire encore davantage l'épaisseur de cette ferrure, puisque celle-ci ne nécessite plus de dimensionnement spécifique pour résister aux effets dits de porte-à-faux, susceptibles d'introduire un moment de flexion dans la ferrure 62 et dans le longeron avant de voilure 16.Furthermore, the fact of limiting the thickness of thesingle fitting 62 makes it possible to reduce the offset of introduction of forces into thefront spar 16. This contributes to being able to further reduce the thickness of this fitting, since the latter no longer requires specific sizing to resist the so-called cantilever effects, liable to introduce a bending moment in the fitting 62 and in thefront wing spar 16.

Ces mesures visent à aligner l'ensemble des éléments constituant les attaches avant 42 dans des plans successifs sensiblement parallèles au plan P'. Elles assurent une conception compacte selon la direction X, permettant de ménager un volume conséquent à l'avant des attaches avant latérales 42, dans la zone de bord d'attaque 25, pour l'implantation de systèmes et d'équipements 72 dont l'un est représenté schématiquement sur lafigure 2. Il peut par exemple s'agir d'éléments de dégivrage, de conduits de carburant, de conduites de commande hydraulique, ou encore d'organes d'actionnement de volet mobile de bord d'attaque.These measures aim to align all of the elements constituting thefront attachments 42 in successive planes substantially parallel to the plane P '. They provide a compact design in direction X, making it possible to provide a substantial volume in front of the lateralfront attachments 42, in the leadingedge zone 25, for the installation of systems andequipment 72 including the one is shown schematically on the figure 2 . It may for example be defrosting elements, fuel lines, hydraulic control lines, or even actuating members of the movable leading edge flap.

Enfin, il est noté qu'en raison de l'implantation des attaches avant latérales 42 dans la zone de bord d'attaque 25, l'encombrement global de l'ensemble 1 est réduit selon la direction Z. Cela permet à cet ensemble 1 de définir un caisson de mât 28 suffisamment haut selon la direction Z, afin de supporter des moteurs de diamètres élevés, tout en conservant une garde au sol satisfaisante.Finally, it is noted that due to the implantation of the lateralfront attachments 42 in the leadingedge zone 25, the overall size of theassembly 1 is reduced in the direction Z. This allows thisassembly 1 to define amast box 28 high enough in the direction Z, in order to support motors of large diameters, while retaining a satisfactory ground clearance.

L'attache avant centrale 43 comporte un pion de cisaillement 74 représenté sur lafigure 5, ce pion étant orienté selon la direction Z et solidaire d'une ferrure rapportée sur le caisson de mât, au droit de la nervure 36c. Le pion 74 coopère avec une ferrure 76 solidaire de la ferrure unique 62, et rapportée sous la peau d'intrados 22.The centralfront attachment 43 includes ashear pin 74 shown in the figure 5 , this pin being oriented in the direction Z and secured to a fitting attached to the mast box, in line with therib 36c. Thepin 74 cooperates with a fitting 76 secured to thesingle fitting 62, and attached under theunderside skin 22.

L'attache avant centrale 43, de préférence agencée dans un même plan transversal que les deux attaches avant latérales 42, est conçue pour assurer la reprise des efforts dits de cisaillement, s'exerçant selon les directions Y et X. Cette reprise s'effectue proche ou dans un plan défini par la peau inférieure d'intrados.The centralfront attachment 43, preferably arranged in the same transverse plane as the two lateralfront attachments 42, is designed to ensure the recovery of so-called shear forces, exerted in the directions Y and X. This recovery is carried out near or in a plane defined by the lower skin of the lower surface.

En cas de défaillance de cette attache avant 43, les efforts selon la direction Y peuvent être repris par les deux attaches avant latérales 42, grâce aux manilles 54. En effet, au sein de la ferrure unique 62, chaque première portion de raccord 46 comporte une semelle 80 s'étendant sensiblement parallèlement aux bordures latérales des manilles associées 54, seul un faible jeu subsistant entre ces éléments 54, 80. Ainsi, en cas de défaillance de l'attache avant centrale 43, la semelle 80 est configurée de manière à pouvoir bloquer en rotation les manilles 54 selon l'axe 58 qui les relie à la ferrure 62. Ce blocage en rotation permet ainsi d'assurer la fonction « Fail Safe » concernant la reprise des efforts selon la direction Y.In the event of failure of thisfront attachment 43, the forces in the direction Y can be taken up by the two lateralfront attachments 42, by means of theshackles 54. In fact, within thesingle fitting 62, each first portion ofconnection 46 comprises a sole 80 extending substantially parallel to the lateral edges of the associatedshackles 54, only a slight clearance remaining between theseelements 54, 80. Thus, in the event of failure of the centralfront attachment 43, the sole 80 is configured so as to being able to block theshackles 54 in rotation along theaxis 58 which connects them to the fitting 62. This rotation blocking thus makes it possible to ensure the “Fail Safe” function concerning the resumption of forces in the direction Y.

Enfin, l'attache arrière 44 présente une conception conventionnelle en étant pourvue d'une manille triangulaire 82, coopérant avec la nervure de fermeture arrière 36b du caisson de mât 28. Elle est conçue pour assurer la reprise des efforts selon les directions Y et Z, ce qui permet aux attaches 42, 43, 44 de former un système isostatique de reprise d'efforts.Finally, therear fastener 44 has a conventional design by being provided with atriangular shackle 82, cooperating with therear closing rib 36b of themast box 28. It is designed to ensure the recovery of forces in the directions Y and Z , which allows thefasteners 42, 43, 44 to form an isostatic force recovery system.

Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs, et dont la portée est définie par les revendications annexées.Of course, various modifications can be made by those skilled in the art to the invention which has just been described, only by way of nonlimiting examples, and the scope of which is defined by the appended claims.

Claims (12)

1. An assembly (1) for an aircraft comprising:

   - an aircraft wing (2) comprising a wing box (14) formed in part with the aid of a front wing spar (16), of an upper suction-side skin (20) and a lower pressure-side skin (22);

   - an engine attachment pylon (4) arranged under the wing (2), the pylon comprising a primary structure in the form of a pylon box (28) having an upper spar (30) extending at least in part under the wing box (14), and

   - means (42, 43, 44) for securing the primary structure (28) of the attachment pylon to the wing box (14),

   said securing means comprising two lateral front fittings (42), each of these fittings comprising:

   - a first connecting portion (46) secured to the front wing spar (16) with the aid of first securing elements (50a);

   - a second connecting portion (52) secured to the primary structure (28) of the attachment pylon;

   - at least one securing member (54) articulated to each of the first and second connecting portions (46, 52) about articulation pins (56, 58) substantially orthogonal to a plane (P') of the front wing spar (16),
   haracterized in that the first connecting portions (46) of the two lateral front fittings (42) are made in one piece in a single wing connector (62) extending over essentially the entire height of the front wing spar (16), the single wing connector (62) also comprising an upper connector portion (64) and a lower connector portion (66) that each connect the two first connecting portions (46), said upper connector portion (64) being secured by second securing elements (50b) to the front wing spar (16) and to the upper suction-side skin (20), and the lower connector portion (66) being secured by third securing elements (50c) to the front wing spar (16) and to the lower pressure-side skin (22).
2. The assembly as claimed in claim 1, wherein said single wing connector (62) defines an opening (67) around which the two first connecting portions (46) and the lower and upper connector portions (66, 64) are arranged.
3. The assembly as claimed in claim 1, wherein said single wing connector (62) has a trapezoidal overall shape, the large base of which is arranged uppermost.
4. The assembly as claimed in claim 1, wherein the two second connecting portions (52) are made in one piece in an interior transverse reinforcing rib (36c) of the pylon box (28), the two second connecting portions (52) projecting out of this pylon box and penetrating preferably in part into a leading edge region (25) of the wing.
5. The assembly as claimed in claim 1, wherein said at least one securing member is formed by at least one shackle (54) extending preferably substantially parallel to its associated first connecting portion (46).
6. The assembly as claimed in claim 1, wherein said securing means also comprise a central front fitting (43) configured to react load exerted in a transverse direction (Y) of the assembly and in the longitudinal direction (X), said central front fitting (43) comprising preferably a shear pin (74).
7. The assembly as claimed in the preceding claim, wherein each first connecting portion (46) comprises a sole (80) extending substantially parallel to a lateral edge of said at least one associated securing member (54), said sole (80) being configured to prevent said at least one securing member (54) from rotating in the event of failure occurring at said central front fitting (43).
8. The assembly as claimed in claim 1, which comprises at least one system and/or piece of equipment (72) arranged in a leading edge region (25) of the wing, in front of the lateral front fittings (42).
9. The assembly as claimed in claim 1, wherein each of the lateral front fittings (42) is designed to allow load exerted in a vertical direction (Z) of the assembly to be reacted.
10. The assembly as claimed in claim 1, wherein said securing means also comprise a rear fitting (44) secured to a rear closing rib (36b) of the pylon box (28), and wherein the rear fitting (44) is preferably designed so as to allow load exerted in a vertical direction (Z) of the assembly and in a transverse direction (Y) of the assembly to be reacted.
11. The assembly as claimed in claim 1, wherein said securing means form a statically determinate load-reacting system.
12. An aircraft (100) comprising at least one assembly (1) as claimed in claim 1.

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